[发明专利]用于促进推力反向阶段的飞机推进组件的机舱进气口

说明书

公开了一种用于飞机推进组件(8)的进气口(1)，该进气口沿着纵轴线(X)延伸并且包括涡轮发动机(7)，该涡轮发动机包括主流路(4)和次流路(5)，用于在推力期间分别引导主气流(F1)和次气流，以及推力反向装置，用于在推力反向(B)期间将次气流改变成反向气流(F‑INV)，进气口(1)包括外围外壳(11)，在每个径向于轴线线(X)的平面中，用于分离反向气流(F‑INV)的最大曲率点(P)，包括在每个最大曲率点(P)处定义的曲率半径的密切圆，曲率半径的平均值(Rmoy)满足：Rmoy0.028*R3，其中R3为进气口(1)的内半径。

技术领域

本发明涉及飞机推进组件领域，更具体地，涉及用于飞机推进组件的机舱进气口。

背景技术

参考图1A，以已知的方式，飞机推进组件800沿着纵轴线X从上游向下游延伸，并且包括涡轮发动机700和机舱200。涡轮发动机700沿着纵轴线X延伸，并且构造成允许通过在涡轮发动机700中从上游到下游循环的内部气流F-INT的加速来推进飞机。另一方面，机舱200沿着纵轴线X围绕涡轮发动机700向外延伸，并且能够在涡轮发动机700中引导内部气流F-INT。随后，术语“上游”和“下游”相对于纵轴线X的方向来限定。术语“内部”和“外部”又相对于纵轴线X沿着径向方向来限定。

在已知的方式中，如图1A所示，涡轮发动机700是旁通涡轮发动机，并且包括在上游的风扇300，该风扇300绕纵轴线X可旋转地安装，以加速从上游到下游的内部气流F-INT。在风扇300的下游，涡轮发动机700还包括径向内部的主流路400和径向外部的次流路500，它们被壳体600分开。壳体600构造成将内部气流F-INT的第一部分(称为主气流F1)引导到主流路400中用于燃料燃烧，并将内部气流F-INT的第二部分(称为次气流F2)引导到次流路500中，以便产生涡轮发动机700的推力。

仍然参照图1A，以已知的方式，机舱200径向向外延伸到风扇300，并且径向向外限定次流路500。机舱200在其上游端包括进气口100，该进气口100包括限定环形内腔120的外围外壳110。外围外壳110包括转向纵轴线X的内壁130和与内壁130相对的外壁140，它们通过包括前缘的进气唇150在上游连接在一起。进气口100具有气动力学圆形轮廓，这使得可以将上游气流F分成由内壁130引导的内部气流F-INT和由外壁140引导的外部气流F-EXT。

参考图1B，为了减小飞机的制动距离，尤其是在着陆期间，已知的是改变次流路500中的气流方向，以便执行推力反向阶段B。在下文中，区分了推力阶段A(图1A)和推力反向阶段B(图1B)，在推力阶段A中，次气流F2在次流路500中从上游向下游循环，在推力反向阶段B中，反向气流F-INV从下游向上游循环。规定在推力反向阶段B期间，来自上游气流F的内部气流F-INT在风扇300的根部从上游向下游循环，以供应主气流F1，在推力阶段A也是如此。主气流F1也可以由绕过壳体600的反向气流F-INV的一部分提供。

为了执行推力反向阶段，专利申请FR2120172A1中已知至少部分地阻塞风扇300的下游的次流路500，并且共同暴露容纳在机舱200中的格栅，以便形成与次气流F2相反定向的反向气流F-INV。然而，这种推力反向系统具有不利于飞机推进组件800的质量、尺寸和阻力的缺点，特别是对于在高稀释率飞机推进组件中使用的大直径机舱200，即其中次气流F2的质量与一次气流F1的质量之比大于16、特别是大于20。

参考图1B，对于高稀释率的飞机推进组件，已知提供了一种可变螺距风扇300，其缩写为“VPF”，该风扇包括叶片，该叶片的螺距角受到控制，从而使次流路500中的气流的循环方向反向。实际上，在推力反向阶段B期间，反向气流F-INV在次流路500中从下游向上游循环，然后穿过风扇300，并由进气口100的在上游的内壁110向上游引导。反向气流F-INV然后与上游气流F相反，特别是在机舱200附近径向向外，这有助于制动。反向气流F-INV然后与外部气流F-EXT汇合，外部气流F-EXT允许通过机舱200的下游端进入次流路500。